- •16.3. Схемные и конструктивные решения ракетных двигателей
- •Литература
- •1. Основы теории термических ракетных двигателей
- •1.1. Введение
- •1.2. Краткий исторический экскурс
- •1.3. Классификация реактивных двигателей
- •2.1. Ракетный двигатель как тепловая машина летательного аппарата
- •2.2. Выходные показатели ракетного двигателя
- •2.2.1. Тяга ракетного двигателя
- •2.2.2. Удельные параметры ракетного двигателя
- •2.5. Зависимость начальной массы ракеты от удельного импульса
- •2.2.3. Расходный комплекс камеры
- •2.2.4. Коэффициент тяги
- •2.2.5. Геометрическая степень расширения сопла
- •2.2.6. Удельная масса ракетного двигателя
- •2. Генерация рабочего тела
- •3.1. Оценка эффективности ракетного двигателя
- •3.2. Топлива ракетных двигателей
- •3.3. Жидкие ракетные топлива
- •3.3.1. Коэффициент избытка окислителя
- •3.3.2. Основные характеристики жидких топлив
- •3.3.3. Твердые ракетные топлива
- •Лекция 4
- •4.1. Гибридные топлива
- •4.2. Горение жидких топлив
- •4.3. Горение твердых топлив
- •5.1. Горение гибридных топлив
- •5.2. Термогазодинамика ракетного двигателя
- •5.2.1. Термодинамические расчеты состава и параметров рабочего тела
- •5.2.2. Термогазодинамика потока рабочего тела
- •6.1. Течение газа в соплах
- •6.2. Профилирование камеры жидкостного ракетного двигателя
- •6.2.1. Определение размеров камеры сгорания
- •6.2.2. Профилирование сопла
- •6.2.3. Профилирование сопла ракетного двигателя твердого топлива
- •6.2.4. Потери удельного импульса в ракетных двигателях (в камере жрд и рдтт)
- •6.2.5. Потери удельного импульса в сопле
- •3. Схемные и конструктивные решения жидкостных ракетных двигателей
- •7.1. Тепломассообмен в ракетных двигателях
- •7.1.1. Конвективный теплообмен
- •7.1.2. Массообмен по тракту сопла ракетного двигателя твердого топлива
- •8.1. Радиационный теплообмен в ракетных двигателях
- •8.2. Перенос теплоты в конструкциях ракетных двигателей
- •8.3. Организация тепловой защиты жидкостного ракетного двигателя
- •9.1. Тепловая защита в ракетных двигателях твердого топлива
- •10.1. Основные узлы и агрегаты жидкостного ракетного двигателя
- •10.2. Схемы двигательных установок с вытеснительной системой подачи топлива
- •10.3. Схемы жидкостных ракетных двигателей с турбонасосной системой подачи топлива
- •11.1. Турбонасосные агрегаты жидкостных ракетных двигателей
- •11.2. Величины, характеризующие работу насоса
- •12.1. Турбины турбонасосных агрегатов
- •12.1.1. Классификация турбин
- •12.2. Жидкостные генераторы газа
- •4. Схемные и конструктивные решения жидкостных ракетных двигателей малой тяги
- •13.1. Движение космических летательных аппаратов
- •13.2. Управление движением космического летательного аппарата Активные, пассивные и комбинированные системы управления
- •13.3. Функциональная схема системы управления движением кла
- •13.4. Классификация ракетных двигателей систем управления. Управление движением кла с помощью ракетного двигателя
- •13.5. Динамические характеристики жрдмт
- •13.6. Экономичность жрдмт
- •14.1. Основные требования к жрдмт
- •14.2. Общие принципы проектирования жрдмт
- •14.3. Проектирование и расчет параметров и характеристик жрдмт
- •1. Назначение
- •2. Состав
- •3. Основные технические требования
- •4. Номинальные условия работы
- •5. Характеристики ракетного двигателя Статические характеристики жидкостного ракетного двигателя
- •15.1. Дроссельная (расходная) характеристика жрд
- •15.2. Высотная характеристика рд
- •15.2.1. Высотная характеристика двигателя с постоянным соплом
- •15.2.2. Высотная характеристика двухпозиционного (раздвижного) сопла
- •16.1. Неустойчивость процессов в жидкостных ракетных двигателях
- •16.2. Запуск, останов, регулирование и управление жрд
- •6. Схемные и конструктивные решения ракетных двигателей твердого топлива
- •16.3. Схемные и конструктивные решения ракетных двигателей твердого топлива
- •16.4. Корпуса маршевых рдтт с зарядами
- •17.1. Сопла маршевых рдтт и системы создания боковых усилий
- •17.2. Вспомогательные рдтт
13.2. Управление движением космического летательного аппарата Активные, пассивные и комбинированные системы управления
Для управления движением КЛА его системы управления должны вырабатывать управляющие силы и моменты. По способу получения управляющих сил и моментов системы управления делятся на активные, пассивные и комбинированные (см. рис. 13.1).
Рис. 13.1. Системы управления движением КЛА
Активная система управления используется при ориентации, стабилизации и т.д. на всех участках полета, в том числе и орбитальном. В активных системах для создания управляющих моментов приходится затрачивать энергию их бортовых источников и расходовать бортовые запасы рабочего тела. Для функционирования активной системы управления необязательно наличие внешней среды.
В пассивных системах ориентация осуществляется путем приложения моментов, возникающих при взаимодействии летательного аппарата с внешней средой (магнитным полем, гравитационным полем и т.д.), без каких-либо затрат бортовой энергии и расхода бортовых запасов рабочего тела. Существуют гравитационные системы ориентации, а также системы, в которых используется давление солнечного света, аэродинамические силы, возникающие при полете в верхних слоях атмосферы, силы взаимодействия магнитных масс аппарата с внешним магнитным полем. Главным достоинством пассивных систем является фактически неограниченный срок службы. Однако все они имеют малую устойчивость по отношению к возмущающим моментам, поскольку силовые эффекты, создаваемые с помощью таких систем незначительны.
В комбинированных системах содержатся элементы активных и пассивных систем.
13.3. Функциональная схема системы управления движением кла
В активной системе управления информацию о положении КЛА относительно осей ориентации и о характере его углового движения система получает от чувствительных элементов (датчиков), представляющих собой, например, электронно-оптические приборы, в которых в качестве опорных ориентиров используются небесные светила: Солнце, Земля, Луна, звезды.
Под действием излучения этих небесных тел датчики вырабатывают электрические сигналы, величина которых изменяется при отклонении оси датчика от направления на опорный ориентир. Сигналы с датчиков поступают на логически-преобразующий блок.
Этот блок выполняет две задачи: во-первых, усиление, сопоставление и преобразование сигналов датчиков в сигналы для включения и выключения исполнительных устройств и, во-вторых, проведение логических операций, необходимых для правильного функционирования системы ориентации.
Например, при поступлении сигнала об отклонении летательного аппарата по крену включение исполнительного элемента, управляющего движением крена, происходит не сразу, а поступивший сигнал отклонения по крену сопоставляется с сигналом, идущего от соответствующего датчика угловой скорости. Если окажется, что угловая скорость направлена в сторону увеличения угла крена, то включается соответствующий исполнительный элемент, если же в сторону уменьшения угла крена, то аппарат и без включения исполнительного элемента вернется к нужному положению.
Рис. 13.2. Функциональная схема системы управления космическим летательным аппаратом
1 – объект управления (космический аппарат); 2 – измерительные устройства (чувствительные элементы); 3 – усилительно-преобразующее устройство; 4 – управляющие исполнительные устройства
В качестве исполнительного органа системы управления в настоящее время наиболее часто применяют жидкостной ракетный двигатель малой тяги. Конечно, и ракетный двигатель не лишен недостатков, главным из которых являются: потребность в рабочем теле, запасы которого в полете невосполнимы, и расходование бортовой электрической энергии.